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초음속 훈련기용 엔진마운트 구조물에 대한 손상허용 시험평가
이은경,진승우,문창오 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
본 논문은 피로 및 파괴 치명성 부품(Fatigue and Fracture Critical Parts)으로 분류된 초음속훈련기용 엔진마운트 부품의 소재 변경 영향성 평가를 위해 수행한 일련의 손상허용해석과 손상허용시험에 대해 소개하고자 한다. 엔진마운트 부품이 설계 요구수명의 2 배수 동안 안정균열성장(Slow Crack Growth) 특성을 유지하면서 설계제한하중 이상의 잔류강도를 보유하는지 입증하기 위해 시험체에 초기균열을 생성한 다음 블록 형태의 랜덤 스펙트럼 하중을 부가하는 손상허용시험을 수행하였으며, 시험 후 파단면 분석을 통해 실질적인 균열성장 데이터를 획득하였다. 최종적으로 시험으로 획득한 균열성장 데이터와 해석적인 균열성장 시나리오를 비교 분석하여 손상허용해석 파라메터에 대한 교정을 수행하였으며, 이를 바탕으로 재질 변경된 엔진마운트 부품이 충분한 내구성과 손상허용능력을 확보하고 있음을 입증하였다. This paper introduces damage tolerance test evaluation for supersonic trainer engine mount structure which classified as F&FC (Fatigue and Fracture Critical) parts. The main objective of the test was to validate damage tolerance capability of engine mount structure for two service lifetimes with material changing from FMS-1111 to AMS-5629. Other objectives were to determine test-analysis correlation parameters by matching actual crack growth scenario to the analysis results. As two service lifetimes damage tolerance test and subsequent residual strength test were successfully performed, it was concluded that this material change could be a cost-effective and damage tolerant option for supersonic trainer engine mount structure.
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백세일(Seil Baek),원상훈(Sanghoon Won) 대한기계학회 2021 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2021 No.5
군용 항공기들은 MIL-STD-1530 Aircraft Structural Integrity Program(ASIP) 요구도에 따라 기체 구조가 설계되고 제작됨으로써 비행안전을 보장하고 감항인증 기준을 충족도록 하고 있다. 또한 항공기 운영단계에서는 운용군이 주기적으로 피로수명을 평가할 수 있도록 모니터링 시스템을 제공토록 하고 있다. C-130 수송기는 설계 시 ASIP 요구도가 미반영되어 피로수명을 산출할 수 있는 시스템이 개발되지 않았다. 대신 운용도평가(OUE, Operating Usage Evaluation)를 통해 산출된 운용격렬도(SF, Severity Factor)를 기준으로 구조 피로수명을 산출한다. 이 방법은 운용도의 변화로 인한 피로수명 증가율 변화를 충분히 반영할 수 없으므로 타 기종의 피로수명 산출 방법에 비해 다소 정확도가 부족하다. 본 연구에서는 C-130H 수송기의 주요구조 부위 피로수명을 보다 정확히 산출할 수 있는 기법과 시스템을 개발하였다. 시스템 개발에 필요한 기본 비행운용 정보(고도, 속도 등) 획득을 위해 1대의 C-130H에 KAM-500 장비를 장착하고 주요구조 부위에 Strain Gauge를 부착하였다. 획득된 데이터를 기반으로 각 비행 조건별 피로손상률 값을 설정하여 실시간 운용도를 반영한 피로수명을 산출할 수 있도록 하였다. Generally the Military aircraft are designed and developed in accordance with the MIL-STD-1530 Aircraft Structural Integrity Program(ASIP) requirements to ensure safety of flight and meet airworthiness criteria. In addition, for the aircraft operation phase, a monitoring system is provided so that the users can periodically evaluate fatigue life. In the case of C-130H cargo aircraft does not incorporate ASIP requirements in its design, so no system has been developed to assess fatigue life. Instead structural fatigue life is calculated based on SF(Severity Factor) extracted from Operating Usage Evaluation(OUE). This method can not take account the fatigue life accumulation rate caused by usage variation, and is less accurate than other aircraft model. In this work, the methodology and system was developed to predict fatigue life for C-130H primary structures. To obtain basic flight operational information(altitude, speed, etc.) for system development, one C-130H was equipped with KAM-500 and attached Strain Gauges on the primary structural area. This system allows to calculate fatigue life reflecting real-time operational usage through the fatigue damage rate for each flight conditions.
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